JP2012057203A - ロケットエンジンの燃焼室及び中空構造体の製造方法 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】中空構造体の製造方法は、部材10に溝を形成する工程と、充填剤を溝に充填する工程と、充填剤及び部材10の露出面に導電層を形成する工程と、電鋳法により導電層上に第1層12を形成する工程と、コールドスプレー法により第1層12上に第2層13を形成する工程と、溝から充填剤を除去する工程とを具備する。
【選択図】図2A
Description
本発明では、後工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第2層(13)の残留応力を開放して、第2層(13)の力学的特性を向上させることができる。
本発明では、途中工程として熱処理を加えることで、主にコールドスプレー法で成膜した第2層(13)の残留応力を開放して、第2層(13)の力学的特性を向上させることができる。また、成膜途中で残留応力が開放されて膜成長が良好に続くので、相対的に厚い膜を成膜することがより可能になる。
本発明では、成膜速度が早く、取り扱いが容易なコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
本発明では、異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
本発明では、上記中空構造体の製造方法をロケットエンジンの燃焼室(25)の製造方法に用いることにより、電鋳法のみで形成する場合と比較して、成膜期間を短縮でき、成膜の手間やコストを削減することができる。
本発明では、結晶構造が異なる異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。ロケットエンジンの燃焼室(25)のような高温高圧の流体が燃焼し流通する厳しい使用環境の下で使用されるものは、このような特性を有することは特に好ましい。
本発明では、第1層(12a)が針状結晶を主成分とし、第2層(13a)が粒状結晶という異方な結晶性を有する二つの層が積層されているため、衝撃に対する耐性が強化されるという効果が有る。
本発明では、第2層(13a)をコールドスプレー法で成膜し第1層(12a)を電鋳法で成膜する場合には、第2層(13a)を相対的に厚くしてコールドスプレー法をより多く用いることで、より、成膜期間を短縮でき、より成膜の手間やコストを削減することができる。
図3Aは本発明の実施の形態に係る中空構造体を適用したロケットエンジンの燃焼室を示す斜視図、図3Bはそのxy平面図、及び図3Cはそのzx断面図(図3BにおけるAA’断面図)である。この燃焼室25は、ロケットエンジンに用いられ、使用時に高温高圧の流体が燃焼し流通する。内部に冷媒が通過する複数の冷却流路14a(複数の空間)を有し、その冷媒による冷却により燃焼室25の温度を所望の温度以下に抑制する。燃焼室25は、z方向に伸び、中央付近がくびれた筒の形状を有している。燃焼室25は、基材部としての内筒10aと、積層部としての外筒15aとを具備している。
図4A〜図4Eは、本発明の実施の形態に係る中空構造体の製造方法を示すフロー図である。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス:ヘリウム、窒素
銅粉末供給量:50g/min−200g/min
ガス圧力:2MPa−10MPa
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度:200℃−950℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤20は予め除去してもよい。
この第1層12と第2層13とを合わせた膜厚が、積層部15として所望の膜厚となるようにする。
しかし、本実施の形態で示すように、電鋳法による第1層とコールドスプレー法による第2層とを積層することで、電鋳法でかかっていた成長停止に伴う手間やコストや時間を大幅に削減することが可能となる。特に、電鋳法による第1層の膜厚を相対的に薄くする一方、コールドスプレー法による第2層の膜厚を相対的に厚くすることにより、その効果をより一層高めることができ、好ましいといえる。
また、コールドスプレー法の場合、膜に傷がついた場合でも、表面を薄く削った後、直ぐに成膜を再開できるので、補修をすることも容易であるという効果もある。
銅のコールドスプレーの条件としては、例えば、
コールドスプレーの作動ガス:ヘリウム、窒素
銅粉末供給量:50g/min−200g/min
ガス圧力:2MPa−10MPa
成膜前加熱炉内の粉末及びガス温度:200℃−950℃
である。なお、コールドスプレー法を実施する場合、充填剤は予め除去してもよい。
この第1層12aと第2層13aとを合わせた膜厚が、外筒15aとして所望の膜厚となるようにする。
本変形例では、コールドスプレー法により第1層12(第1層12a)上にコールドスプレー膜として第2層13(第2層13a)を形成する(図4D)とき、成膜途中及び成膜後に熱処理を実施する。例えば、10mmtの膜厚の銅のコールドスプレー膜を製造している場合、膜厚が5mmtのときに一旦コールドスプレー法を停止し、熱処理を実行する。そして、膜厚が10mmtになりコールドスプレー法が終了した後、更に熱処理を実行する。なお、熱処理を実施する場合、充填剤20は予め(例示:コールドスプレー直前、又は、熱処理直前)除去してもよい。
熱処理温度:200℃−950℃
熱処理時間:1時間−10時間
熱処理雰囲気:Arガス雰囲気中、真空中(非酸化性雰囲気中)
なお、成膜中の熱処理回数や上記熱処理条件は上記の回数や条件に限定されず、成膜する膜や膜の成膜条件や所望の膜質に応じて設定される。
10 基材部
10a 内筒
11 溝
12、12a 第1層
13、13a 第2層
14、14a 冷却流路
15 積層部
15a 外筒
20 充填剤
21 導電層
25 燃焼室
Claims (9)
- 部材に溝を形成する工程と、
充填剤を前記溝に充填する工程と、
前記充填剤及び前記部材の露出面に導電層を形成する工程と、
電鋳法により、前記導電層上に第1層を形成する工程と、
コールドスプレー法により、前記第1層上に第2層を形成する工程と、
前記溝から前記充填剤を除去する工程と
を具備する
中空構造体の製造方法。 - 請求項1に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第2層を非酸化性雰囲気中で熱処理する工程を更に具備する
中空構造体の製造方法。 - 請求項1又は2に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第2層を形成する工程は、
前記第2層を形成することを一時中止して前記第2層を熱処理する工程を含む
中空構造体の製造方法。 - 請求項1乃至3のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第2層は、前記第1層よりも厚い
中空構造体の製造方法。 - 請求項1乃至4のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記第1層は、針状結晶を主成分として含み
前記第2層は、粒状結晶を主成分として含む
中空構造体の製造方法。 - 請求項1乃至5のいずれか一項に記載の中空構造体の製造方法において、
前記部材は、ロケットエンジンの燃焼室の内筒であり、
前記第1層及び前記第2層は、前記燃焼室の外筒であり、
前記溝は、前記燃焼室の冷媒流路である
中空構造体の製造方法。 - 断面が同心円状に設けられた内筒と、
前記内筒の外側に、断面が同心円状に設けられた外筒と
を具備し、
前記内筒又は前記外筒は、冷媒が流通可能な複数の冷媒流路を有し、
前記外筒は、
前記内筒側に設けられた第1層と、
前記第1層の外側に設けられた第2層と
を含み、
前記第1層と前記第2層とは結晶構造が異なる
ロケットエンジンの燃焼室。 - 請求項7に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第1層は、針状結晶を主成分として含み
前記第2層は、粒状結晶を主成分として含む
ロケットエンジンの燃焼室。 - 請求項8に記載のロケットエンジンの燃焼室において、
前記第2層は、前記第1層よりも厚い
ロケットエンジンの燃焼室。
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